GOE 441 AIRFOIL (goe441-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 441 AIRFOIL (goe441-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 5.97 at α=1.75° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe441-il-50000.txt Download as CSV file: xf-goe441-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: GOE 441 AIRFOIL
1 1 Reynolds number fixed Mach number fixed
xtrf = 1.000 (top) 1.000 (bottom)
Mach = 0.000 Re = 0.050 e 6 Ncrit = 9.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-10.750 -0.2355 0.16045 0.15425 -0.0262 1.0000 0.1470
-10.500 -0.2537 0.16221 0.15611 -0.0255 1.0000 0.1482
-10.250 -0.2762 0.16460 0.15861 -0.0248 1.0000 0.1487
-10.000 -0.2532 0.15679 0.15084 -0.0229 1.0000 0.1506
-9.750 -0.2484 0.15401 0.14812 -0.0212 1.0000 0.1531
-9.500 -0.2505 0.15260 0.14679 -0.0198 1.0000 0.1560
-9.250 -0.2566 0.15181 0.14608 -0.0185 1.0000 0.1592
-9.000 -0.2687 0.15195 0.14633 -0.0175 1.0000 0.1621
-8.750 -0.2856 0.15398 0.14846 -0.0199 0.9967 0.1643
-8.500 -0.2410 0.14603 0.14046 -0.0258 0.9874 0.1678
-8.250 -0.2051 0.14123 0.13561 -0.0318 0.9769 0.1736
-8.000 -0.1912 0.13968 0.13405 -0.0384 0.9650 0.1800
-7.750 -0.2108 0.14291 0.13735 -0.0442 0.9493 0.1819
-7.500 -0.1358 0.13080 0.12513 -0.0485 0.9411 0.1880
-7.250 -0.1172 0.12822 0.12254 -0.0526 0.9271 0.1953
-7.000 -0.1361 0.13053 0.12491 -0.0561 0.9098 0.1994
-6.750 -0.0695 0.12108 0.11536 -0.0619 0.9043 0.2075
-6.500 -0.0652 0.11993 0.11423 -0.0637 0.8883 0.2150
-6.250 -0.0958 0.12298 0.11736 -0.0649 0.8701 0.2181
-6.000 -0.0501 0.11542 0.10975 -0.0656 0.8601 0.2236
-5.750 -0.0307 0.11286 0.10715 -0.0687 0.8509 0.2333
-5.500 -0.0650 0.11634 0.11071 -0.0712 0.8329 0.2374
-5.250 -0.0483 0.11143 0.10583 -0.0664 0.8224 0.2405
-5.000 -0.0178 0.10775 0.10209 -0.0687 0.8152 0.2513
-4.750 -0.0519 0.11061 0.10503 -0.0684 0.8002 0.2562
-4.500 -0.0080 0.10431 0.09868 -0.0687 0.7959 0.2654
-4.250 -0.0318 0.10529 0.09973 -0.0641 0.7831 0.2690
-4.000 -0.0114 0.10237 0.09679 -0.0679 0.7772 0.2817
-3.500 -0.0271 0.10218 0.09668 -0.0669 0.7599 0.2987
-3.250 -0.0359 0.10155 0.09610 -0.0617 0.7524 0.3029
-3.000 -0.0369 0.10195 0.09651 -0.0660 0.7448 0.3175
-2.750 -0.0134 0.09830 0.09283 -0.0628 0.7403 0.3279
-2.500 -0.0283 0.09960 0.09419 -0.0644 0.7342 0.3384
-2.250 -0.0361 0.09890 0.09354 -0.0597 0.7290 0.3429
-2.000 -0.0182 0.09726 0.09189 -0.0621 0.7239 0.3610
-1.750 0.0067 0.09505 0.08964 -0.0635 0.7193 0.3822
-1.500 -0.0126 0.09623 0.09090 -0.0599 0.7156 0.3885
-1.250 0.2105 0.08131 0.07466 -0.1303 0.7059 0.2369
-1.000 0.1967 0.08436 0.07807 -0.1185 0.7023 0.2961
-0.750 0.1820 0.08619 0.08004 -0.1131 0.6989 0.3151
-0.500 0.0395 0.09263 0.08731 -0.0603 0.7013 0.4974
-0.250 0.0327 0.09292 0.08768 -0.0575 0.7007 0.5172
0.000 0.1508 0.09066 0.08492 -0.0985 0.6962 0.4000
0.250 0.4476 0.07601 0.06744 -0.1667 0.6776 0.2495
0.500 0.4612 0.07774 0.06896 -0.1681 0.6751 0.2602
0.750 0.4699 0.07989 0.07113 -0.1683 0.6746 0.2709
1.000 0.4810 0.08201 0.07318 -0.1691 0.6744 0.2829
1.250 0.4925 0.08440 0.07539 -0.1700 0.6753 0.2965
1.500 0.5049 0.08692 0.07803 -0.1707 0.6791 0.3108
1.750 0.5327 0.08927 0.08031 -0.1728 0.6820 0.3332
2.000 0.4477 0.09968 0.09109 -0.1719 0.7764 0.3030
2.250 0.4325 0.09980 0.09124 -0.1682 0.7689 0.3078
2.500 0.4635 0.10180 0.09314 -0.1702 0.7613 0.3326
2.750 0.5041 0.10525 0.09655 -0.1733 0.7573 0.3642
3.000 0.4926 0.10529 0.09657 -0.1700 0.7466 0.3740
3.250 0.5277 0.10800 0.09928 -0.1721 0.7410 0.4163
3.500 0.5350 0.10992 0.10132 -0.1712 0.7359 0.4492
3.750 0.5487 0.11114 0.10270 -0.1706 0.7257 0.5100
4.000 0.5840 0.11337 0.10565 -0.1713 0.7212 0.6940
4.250 0.5659 0.11278 0.10558 -0.1661 0.7138 0.8497
4.500 0.5940 0.11534 0.10760 -0.1686 0.7049 1.0000
4.750 0.6265 0.11960 0.11148 -0.1711 0.7007 1.0000
5.000 0.6189 0.11992 0.11173 -0.1686 0.6884 1.0000
5.250 0.6585 0.12432 0.11583 -0.1714 0.6834 1.0000
5.500 0.6435 0.12472 0.11621 -0.1685 0.6731 1.0000
5.750 0.6735 0.12808 0.11937 -0.1700 0.6665 1.0000
6.000 0.6717 0.12976 0.12098 -0.1686 0.6580 1.0000
6.250 0.6951 0.13248 0.12355 -0.1694 0.6494 1.0000
6.500 0.7076 0.13544 0.12642 -0.1695 0.6439 1.0000
6.750 0.7151 0.13696 0.12787 -0.1688 0.6333 1.0000
7.000 0.7512 0.14157 0.13233 -0.1708 0.6290 1.0000
7.250 0.7372 0.14164 0.13239 -0.1685 0.6176 1.0000
7.500 0.7697 0.14562 0.13626 -0.1700 0.6120 1.0000
7.750 0.7609 0.14641 0.13704 -0.1684 0.6021 1.0000
8.000 0.7854 0.14959 0.14013 -0.1692 0.5957 1.0000
8.250 0.7937 0.15234 0.14284 -0.1692 0.5908 1.0000
8.500 0.8004 0.15378 0.14426 -0.1688 0.5807 1.0000
8.750 0.8334 0.15836 0.14876 -0.1701 0.5762 1.0000
9.000 0.8203 0.15844 0.14885 -0.1688 0.5664 1.0000
9.250 0.8433 0.16162 0.15198 -0.1694 0.5602 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 441 AIRFOIL (goe441-il)